简介：旋翼锥体测量是直升机一项重要的常规视情检查项目，由于旋翼锥体直接影响直升机的振动，而且使用频度较大，所以旋翼锥体测量方法是直升机研究的一个重要内容。研究了一种基于UDT设备的旋翼锥体测量方法，分析了其工作原理及锥体的计算方法，并在此基础上设计实现了一套具有综合测量、实时处理和故障诊断能力的直升机旋翼锥体测量系统。

简介：主要介绍了国外状态维修的发展趋势，从状态维修概念、状态维修系统工作流程等方面进行了较为详细的介绍。在剖析试飞阶段飞机外场维修保障的现状及其不足的基础上，运用基于状态的维修分析技术，进行了飞机外场维修方案优化和维修间隔优化方法研究，并给出了应用实例，期望能推动基于状态的维修在飞机外场试飞维修保障中的推广和应用。

简介：介绍采用多点静压落差法测量风洞试验段的风速，并对其特点进行说明；针对低速直流式风洞稳风速控制困难，易受外部环境影响的问题，提出了一种多层前向神经元网络PSDNN。PSDNN神经网络的风洞稳风速控制系统不仅保留了原来的控制系统，同时还提高了稳风速控制的精度，为得到更好的试验数据提供保障。

简介：利用自编网格生成程序,对发动机吊舱进行建模和网格划分,在此基础上对地面涡开展模拟研究,总结地面涡的生成规律及其对进发匹配的影响。结果表明,对适航规定的小风速情况,地面涡在不同条件下表现出不同的形式和强度。迎风情况下,地面涡主要以对涡形式存在,且两个涡的旋转方向相反,涡强度非常微弱,在进气道出口不会导致较大的压力和气流角畸变。侧风情况下,能生成强烈的地面涡,并带来严重的压力和速度畸变,在近地面造成涡中心区域约5%的静压差,可吸入更大的异物;在进气道出口的涡区域造成约8%的总压亏损,涡带来的旋转气流也会直接改变气流角,当地气流的周向偏转达-16°-16°。这些畸变都会直接改变当地风扇工作点,需开展研究以削弱其影响。

简介：依据PLC的逻辑控制功能、模拟量扩展功能和工程应用的可靠性，电液伺服阀的快速精细调节性能，结合航空轮胎试验的技术特点，提出了“PLC＋电液伺服阀＋传感器”的数据采集与控制模式，并将其应用在航空轮胎、机轮及刹车装置动力试验台的加载伺服控制中。实际应用表明，采用该模式实现的轮胎液压伺服加载系统，工作可靠，满足了航空轮胎稳定加载以及快速加载要求。

简介：采用胶-螺混合连接的目的一般是出于破损安全的考虑，得到比只有机械连接或胶接更好的连接安全性和完整性，但由于两者的连接刚度相差悬殊，通常只有胶接结构发生失效后机械连接结构才开始承力。针对该问题，开展了铝合金连接板、钛合金螺栓的胶-螺混合连接结构的传力分析研究。利用粘聚区模型模拟胶层的失效过程，并考虑了金属结构的塑性变形。同时，通过胶接、机械连接及胶-螺混合连接三种形式分别进行了方法验证，试验结果和模拟结果吻合较好，证明了所采用的胶-螺混合连接分析方法的有效性。另外，分别建立了单钉和双钉胶-螺混合连接结构模型，分析发现相对于胶接结构，单钉混合连接结构的承载能力并不会有明显提高。同时发现两钉胶-螺混合连接中两螺栓外侧的胶层由于较大的面外力会很快发生破坏，而两螺栓内侧的胶层由于螺栓的法向作用使得其只受纯剪切力，从而提高了该区域胶层的承载能力。鉴于此对混合连接构型进行了优化，很好地提高了连接强度。

简介：在带诱导轮离心泵试验中,当泵流量很小时,泵进出口压力均出现了幅值未发生衰减的低频振荡,这与高速离心泵的频率特征形成对比,表明泵-管路系统内发生了自激振荡。泵在小流量下工作时,会出现与主流区强烈作用的回流区,该反向回流在诱导轮叶片工作面上形成漩涡并随诱导轮一起旋转,引起主流液体的静压降低及空泡体积的周期性变化,由此产生了汽蚀自激振荡。利用空泡动力学模型对低频汽蚀自激振荡特性进行计算,得到了带诱导轮离心泵-管路系统的振荡频率、进口压力及流量的动态特性、流量-进口压力极限环等。结果表明,计算的汽蚀自激振荡特性与试验值接近,汽蚀自激振荡数学模型合理可行;泵转速及进口管长度越小,泵进口压力和流量越大,汽蚀自激振荡的频率就越大。

简介：随着动力学仿真软件的发展,直升机着陆仿真正逐渐成为现实。阐述了在动力学软件ADAMS平台下对直升机着陆进行仿真的关键点。采用FORTRAN语言编写缓冲器载荷计算的子程序可以实现缓冲器的功能建模;采用ANSYS对摇臂等具有较大变形的构件进行有限元建模可以实现柔性化;通过修正机轮的压缩曲线可以处理坠毁着陆时机轮压死的情况。这些方法为进一步改进直升机着陆仿真建立了基础。

简介：针对某型前起落架试验中弹射杆旋转角速度测量过程中，受角速度传感器安装位置所限而无法准确测试的问题，提出了利用加速度、位移传感器、高速摄像进行弹射杆空间角速度的测量方案，并结合数据处理技术对信号进行修正，减小由于安装方式对测量带来的影响。本文详细讨论了两种间接测量方案的特点，并对三种测试方案进行对比。结果表明，高速摄像方案精度最高为最优方案，在考虑提高测试效率的情况下，间接测试方案2精度与高速摄像相当，指出加速度传感器间接测量的优越性与普遍性。

简介：运用技术状态管理中编码技术的基本原则和要求，确定减振器零件的编码原则，建立起相应的编码体系，为减振器产品资料的完善，后续快速扩充产品，提升物料管理水平，以及成本控制打下基础。

简介：简要分析了直升机防除冰配电盒的电路设计思路与器件选择；提出了在相同条件下的两种电路设计方式；说明了实现同样的功能，因器件选择的不同，具体的电路设计也不同，电路设计与器件选择、驱动能力、控制信号类型均有关系。

简介：58号大型试车台，是罗·罗公司为推动英国制造业发展及提升产品性能，于2007年在英国德贝投资建设的大型试验设备。

简介：介绍了涡扇发动机在飞行试验中出现的一次高空喘振故障,分析了故障现象。采用排除法逐一对比了进气道前方来流条件、燃烧室供油,以及从进气道喉道面积、高低压压气机前导向叶片直至尾喷口喉道的一系列流道可调机构的工作过程,分离出了最可能的致喘因素。分析结果表明,转速下降过程中高压压气机前导向叶片偏度过大而对上游来流形成的堵塞,是引起喘振的主要原因。最后分析了该发动机所执行的消喘程序,及其未能使发动机退出此次喘振状态的原因,并提出改进建议。

简介：选取直升机造型典型元素——机身特征线为研究对象，基于遗传算法提出用户期望心象驱动的直升机造型进化思想和方法流程。获取用户期望的直升机造型心象形容词，经过聚类分析得到关键心象词汇并将其量化表征。从多种途径选取符合用户期望心象的直升机造型初始样本，选取机身侧面轮廓线为对象，利用贝塞尔曲线将其量化描述。为保证造型进化一直处于用户期望心象引导下，基于用户期望心象形容词构建人工适应度评估机制；进行交叉、变异操作，获得符合用户期望心象的造型进化子代种群，从而实现了基于用户期望心象驱动的造型进化目标，并以此指导直升机造型设计。以“绝影”高速隐身无人直升机造型进化设计为例，证明了该方法的合理性和可行性。

简介：通过对气候环境实验室制冷系统和载冷系统的特性分析，提出制冷剂和载冷剂的选用原则。对常用制冷剂和载冷剂的物性分别进行对比分析，综合考虑环保性、制冷内循环特性、循环风系统和空气补偿系统对冷媒的要求等因素优选了制冷剂和载冷剂，以适用于大型气候环境实验室制冷系统。本文提出的冷媒介质应用于大型气候环境实验室是合理可行的，本文的选择分析对同类大型气候环境实验室制冷系统的制冷剂和载冷剂的选择具有一定的指导意义。

简介：为探讨高湍流度格栅的几何设计方法,采用基于非结构网格的大涡模拟方法,以单平面格栅为研究对象,计算分析了不同格栅稠度、几何形状、来流雷诺数及表面粗糙度下,格栅后湍流度、各向同性特征沿流向的变化。结果表明,格栅稠度对各向同性湍流度基本无影响,稠度增加能增加格栅初始湍流度;存在优化的格栅形状、与格栅尺寸变化相关的来流雷诺数及格栅表面粗糙度,能改善湍流各向同性特征,进而提高格栅湍流度。

简介：直升机地面运行时存在压力、毒性、振动、噪声、辐射、着火、爆炸、电气等危险,从事直升机维护保障的作业人员需要长期面临这些职业健康安全危险。目前,国内直升机安全性分析工作并未形成系统的职业健康安全分析方案。分析了OHSAS（OccupationalHealthandSafetyAssessmentSeries）核心内容和直升机维护保障作业,提出了一种应用于直升机研制过程的职业健康安全分析流程：辨识维护保障过程中的危险源,分析风险并判断是否可接受,规划研制阶段的风险控制措施。最后,以某民机气象雷达为例阐明了职业健康安全分析流程。将职业健康安全管理的思想应用于直升机维护保障作业,提出了具体的分析流程,可以帮助减少或降低作业人员的职业健康安全风险。

简介：采用Realizablek-ω紊流模型,在SIMPLE算法的基础上,利用有限体积法对控制方程进行离散,数值研究了开槽姊妹孔在不同吹风比时,对平板气膜冷却和传热性能的影响,得到了不同截面上的涡量图和不同吹风比下的冷却效率云图及努赛尔数分布,并与相同条件下不开槽姊妹孔计算结果进行了比较分析。结果表明：各吹风比下,相比于不开槽姊妹孔,开槽姊妹孔能提高近冷却孔出口区域的气膜冷却效率,并优化气膜在热表面上的分布。

简介：以直升机短翼结构为研究对象，以试验实测的应变值为基准，结合试验设计（DOE）分析和优化分析，提出了适用于直升机部件结构的静力模型修正方法，对简化模型进行了修正；通过和其他工况下的应变值以及其他测点的应变值对比，验证了修正后模型的有效性。

简介：以某民用直升机结构修理手册编制为例，阐述和分析了直升机结构修理手册的结构件确定、结构损伤分类、编制流程和编制要求，可为直升机结构修理手册的规范编制提供方法和参考。